Passage of special sites of the orbit by the navigating space vehicle of system GLONASS


Cite item

Full Text

Abstract

The logic of passage of special sites of an orbit of navigating space vehicle GLONASS, namely passage of large and small corners the Sun-object-earth is described. The expediency of fulfillment of an anticipatory turn is considered by the space vehicle at passage of large and small corners the Sun-object-earth. The question of minimization of influence of forces of solar pressure upon the centre of weights of the space vehicle is considered at passage of large corners the Sun-object-earth. Also the question of minimization of an error of definition of the phase centre of the aerial concerning is solar-terrestrial co-ordinate system is considered at passage of special sites of an orbit on board and in consumer equipment. Algorithms of passage of an anticipatory turn which are put aboard the space vehicle and in consumer equipment are developed for the solution of this points in question. The algorithm put aboard, allows by means of devices of orientation and executive powers to trace reference value of a course corner on all site of an anticipatory turn. Algorithm, are put in consumer equipment, calculates reference value of a course corner for all site of carrying out of an anticipatory turn. The algorithm which for 10 minutes prior to the beginning of an anticipatory turn predicts time of the beginning and the termination of an anticipatory turn is developed, calculates duration of an anticipatory turn, and also the initial data necessary for carrying out of an anticipatory turn. Also the algorithm which for 50 seconds prior to the beginning of an anticipatory turn updates the beginnings predicted time and the turn terminations, and also the initial data necessary for carrying out of an anticipatory turn is developed. One more algorithm allowing on current value of a course corner to calculate the correction to co-ordinates of the phase centre of the aerial is developed for consumer equipment. The developed algorithms allow to reduce an error of a co-ordinates setting of the consumer at passage by the space vehicle of special sites of an orbit.

Full Text

Введение. Орбита навигационного космического аппарата системы ГЛОНАСС имеет особые участки (при углах Солнце - космический аппарат - Земля близких к 0° - малые углы СОЗ и близких к 180° -большие углы СОЗ), при прохождении которых космический аппарат совершает разворот вокруг оси, ориентированной на Землю (ось минус ОХ) [1-3]. 1. Логика работы СОС при прохождении особых участков орбиты. С целью уменьшения влияния сил солнечного давления на движение центра масс космического аппарата (при прохождении больших углов СОЗ) и для минимизации погрешности отслеживания курсового угла, космический аппарат совершает симметричный упреждающий разворот вокруг оси минус ОХ [3] (рис. 1). 1601+1 СОЗ 120- ^КА 1Шо goo 200 '-'Si -jù .öl un к: S- soo Рис. 1. График вращения космического аппарата и плоскости СОЗ при прохождении особых точек орбиты, когда Солнце находится в плоскости орбиты При прохождении больших углов СОЗ при модуле угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце меньше заданного значения формируется упреждающий разворот относительно оси ОХ до момента прохождения максимального угла СОЗ. При угле между осью ОХ и направлением на Солнце меньше заданного значения выполняются следующие действия: - определяется угол в плоскости орбиты между текущим положением КА и положением КА в момент прохождения максимального угла СОЗ; - определяется угол разворота относительно оси ОХ в процессе движения по орбите от текущего положения КА до точки прохождения максимального угла СОЗ, в которой ось OY должна быть перпендикулярна плоскости орбиты; - определяется время разворота по оси ОХ на указанный выше угол, при заданной скорости разворота вокруг оси ОХ; - определяется время прохождения по орбите угла от текущего положения до точки прохождения максимального угла СОЗ. Как только время, необходимое для разворота вокруг оси ОХ на вычисленный угол разворота, становится больше времени прохождения по орбите угла от текущего положения КА до точки прохождения максимального угла СОЗ, формируется признак больших углов СОЗ и признак на упреждающий разворот КА относительно оси ОХ. Одновременно отключается прибор ориентации на Солнце (ПОС) от управления по каналу относительно оси ОХ. Скорость разворота и угол разворота при упреждающем развороте контролируются по информации с блока измерения скоростей (БИС). Выключение упреждающего разворота осуществляется после прохождения больших углов СОЗ при угле между плоскостью XOY и плоскостью СОЗ меньше заданного значения. Далее к управлению подключается ПОС, и ориентация осуществляется по алгоритму режима ориентации на Землю. Малые углы СОЗ характеризуются наличием тени Земли. Приближение теневого участка определяется путем сравнения измеренного с помощью ПОС угла между осью минус OX и направлением на Солнце с угловым размером Земли, если угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце меньше половины углового размера Земли, либо по информации, поступающей из программного комплекса баллистических задач (ПК БЗ). Управление по оси ОХ во время прохождения тени Земли осуществляется по информации с БИС. Предусмотрены два режима управления относительно оси ОХ КА при прохождении теневого участка Земли. При входе в тень отслеживание плоскостью XOY направления на Солнце осуществляется по разности углов: - угла, полученного интегрированием угловой скорости с БИС относительно оси ОХ после входа КА в тень Земли; - угла, равного разности текущего угла рыскания и угла рыскания на момент входа КА в тень Земли, рассчитанных ПК БЗ. При прохождении в тени Земли малых углов СОЗ, при которых скорость вращения плоскости СОЗ превышает поисковую скорость относительно оси ОХ, формируется упреждающий разворот относительно оси ОХ до момента прохождения минимального угла СОЗ с целью обеспечения симметричности разворота относительно точки минимального угла СОЗ (середины теневого участка). 127 Вестник СибГАУ. 2014. N 4(56) При прохождении малых углов СОЗ при модуле угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце меньше заданного значения формируется упреждающий разворот относительно оси ОХ до момента прохождения максимального угла СОЗ. При угле СОЗ меньше заданного значения с использованием информации ПК БЗ выполняются следующие действия: 1) определяется угол в плоскости орбиты между текущим положением КА и положением КА в момент прохождения минимального угла СОЗ; 2) определяется угол разворота относительно оси ОХ от текущего положения КА до точки прохождения минимального угла СОЗ, в котором ось OY должна быть перпендикулярна плоскости орбиты; 3) определяется время разворота Т1 относительно оси ОХ на угол, определенный в п. 2, при заданной скорости разворота; 4) определяется время Т2 прохождения по орбите угла от текущего положения до точки прохождения минимального угла СОЗ. При Т1 > Т2 формируется признак упреждающего разворота относительно оси ОХ. Скорость разворота и угол разворота контролируются по информации с БИС. Выключение упреждающего разворота осуществляется после прохождения середины теневого участка при угле между плоскостью XOY и направлением на Солнце меньше заданного значения. 2. Алгоритмы формирования информации для прохождения упреждающего разворота. Для формирования признака упреждающего разворота и знака разворота используются следующие баллистические параметры: - текущий угол СОЗ; - текущий угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце; - угол по орбите от текущей точки до точки минимального (максимального) угла СОЗ. Положение связанных осей КА относительно солнечно-земной и орбитальной систем координат перед формированием упреждающего разворота показано на рис. 2 [4; 5], где aS - угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце; СОЗ - текущий угол Солнце-объект-Земля; Е - угол по орбите от текущей точки до точки минимального (максимального) угла СОЗ; ¥нач - значение курсового угла перед началом упреждающего разворота; уразв - угол разворота относительно оси ОХ в процессе движения по орбите от текущего положения КА до точки прохождения минимального (максимального) угла СОЗ, в которой ось OY должна быть перпендикулярна плоскости орбиты. Ниже представлена математическая модель вычисления курсового угла при упреждающем развороте: V1 = V, ю-1 нач + Юнач Хазг + V x =1 Vнач + юнач -1 +' ю-1 ,0 < t < t ; ’ разг ’ V1 + Юп • t, ^разг < t < ^ + 2t„ ; ю- (t - t - 2t )2 V1 + V2 + юи - (t - tp!Br - 2t„ )--^-2- V2 = Юп - (*разг + 2t„ X где V™ - значение курсового угла на момент начала упреждающего разворота; юнач - значение скорости вращения КА на момент начала упреждающего разворота; юи - значение поисковой скорости вращения КА (максимально допустимой скорости вращения); t - время разгона (торможения) КА до поисковой скорости относительно оси ОХ; tn - время разворота вокруг оси ОХ с поисковой скоростью. t + 2t < t < 2t + 2t ; разг п разг п > Х,Хо,Х; Рис. 2. Положение связанной системні координат (OXYZ) относительно солнечно-земной (OXzYzZz) и орбитальной (OX0Y0Z0) систем координат В математической модели упреждающий разворот разделен на три взаимосвязанных участка (рис. 3): 1. Участок разгона (участок набора поисковой скорости) - этот участок описывает движение космического аппарата вокруг оси минус ОХ (ось, направленная на Землю) при наборе поисковой скорости (максимально допустимая скорость вращения аппарата). Набор поисковой скорости характерезуется наличием постоянного углового ускорения. 2. Участок разворота на поисковой скорости -описывает движение космического аппарата вокруг оси минус ОХ с постоянной максимально допустимой скоростью вращения аппарата. 3. Участок торможения - описывает движение космического аппарата вокруг оси минус ОХ при уменьшении угловой скорости космического аппарата с постоянным отрицательным ускорением. Для проведения упреждающего разворота необходимо заблаговременно рассчитать начальный угол разворота, начальную скорость вращения, а также время начала и окончания разворота. На рис. 4 показана блок-схема алгоритма, позволяющего заблаговременно сформировать начальные данные, необходимые для выполнения упреждающего разворота. Погрешность вычисления программным комплексом баллистических задач угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце определяет погрешность вычисления угла разворота и скорости разворота на момент начала упреждающего разворота, а также погрешность вычисления времени начала и окончания упреждающего разворота [6-8]. 128 Математика, механика, информатика v(t) 100 ' ' ' ' 180 - / - _ у 90- --1 1 1 1 -v et) 1 1 1 1 0.25 - \ - J 1 1 і і V Рис. 3. График зависимости курсового угла и скорости космического аппарата при прохождении упреждающего разворота Сравнение текущего угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце с пороговым значением Расчет угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент упреждающего разворота Выбор начальных данных, необходимых для разворота, из таблицы, заложенной Расчет времени начала и конца упреждающего разворота (^Конец программы^) Для уменьшения погрешности вычисления начальных параметров упреждающего разворота разработан алгоритм (рис. 5), позволяющий по баллистической информации за 60 с до начала разворота уточнить спрогнозированные параметры упреждающего разворота. ([^Начало программы^) Сравнение текущего угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце с пороговым значением 1 Сравнение текущего времени со временем начала разворота 1 Расчет угла рыскания на момент начала разворота по спрогнозированной баллистической информации 1 Расчет максимального угла разворота, расчет скорости на момент начала разворота, расчет времени разгона, поискового времени 1 Вычисление аргумента широты на момент начала упреждающего разворота f Сравнение времени, необходимого на разворот, со временем прохождения КА по арбиме на врреамзяорраозтваорота Рис. 4. Блок-схема алгоритма прогнозирования начальных данных упреждающего разворота Рис. 5. Блок-схема алгоритма, уточняющего спрогнозированные начальные дан-ные по баллистической информации, необходимые для проведения упреждающего разворота Сформированные начальные данные передаются в аппаратуру потребителя через навигационный кадр [9; 10]. Эталонные модели упреждающего разворота на борту и в аппаратуре потребителя одинаковые, следовательно, время начала упреждающего разворота, угол разворота космического аппарата по каналу рыскания на борту и в аппаратуре потребителя будут также одинаковы. 3. Алгоритм прохождения упреждающего разворота на борту КА. На космическом аппарате управляющие двигатели-маховики (УДМ) имеют разброс по крутизне моментной характеристики. Момент 129 Вестник СибГАУ. 2014. № 4(56) сопротивления на валу УДМ также искажает момент-ную характеристику УДМ. Момент инерции КА относительно оси ОХ также имеет разброс [11-13]. Исходя из этого, величина œ = - Mx J n не имеет по стоянного значения. Поэтому при проведении упреждающего разворота будут возникать погрешности по углу разворота КА [14; 15]. Участок торможения Отслеживание модельного угла разворота и модельной скорости разворота Выдача управляющего сигнала на двигатели-маховики Сравнение текущего угла разворота с углом окончания разворота 4. Алгоритм расчета курсового угла и поправок для вычисления фазового центра антенны в аппаратуре потребителя. Потребитель проводит измерения положения фазового центра антенны, а должен знать положение центра масс космического аппарата. В связи с этим при прохождении особых точек орбиты в аппаратуре потребителя необходимо вычислять поправки на положение фазового центра антенны. На рис. 7 представлен принцип работы алгоритма вычисления в аппаратуре потребителя поправки положения фазового центра антенны. Рис. 6. Блок-схема алгоритма вычисления курсового угла при упреждающем развороте на борту космического аппарата Для минимизации погрешностей, обусловленных разбросом характеристик УДМ и разбросом момента инерции космического аппарата относительно оси ОХ, рассматривается алгоритм формирования управляющих воздействий по каналу ОХ с дополнительным формированием управляющих воздействий на двигатель-маховик по оси ОХ при рассогласовании по углу и скорости фактического и модельного движения КА. На рис. 6 представлен принцип работы алгоритма вычисления курсового угла при упреждающем развороте на борту навигационного космического аппарата. Рис. 7. Блок-схема алгоритма вычисления в аппаратуре потребителя поправки положения фазового центра антенны Заключение. Алгоритмы, описанные в данной статье, являются универсальными для всех типов космических аппаратов орбитальной группировки ГЛОНАСС. Погрешность определения положения фазового центра антенны в плоскости O70Z0 относительно номинального положения не будет превышать 2 см при расстоянии от центра масс до центра антенны 1 м. 130 Математика, механика, информатика Библиографические ссылки
×

About the authors

Aleksey Vladimirovich Fateev

JSC “Information satellite systems” named after academician M. F. Reshetnev”

Email: danyka79@iss-reshetnev.ru
engineer of the 2nd category

Danil Vitaljevich Emelyanov

JSC “Information satellite systems” named after academician M. F. Reshetnev”

Email: danyka79@iss-reshetnev.ru
design engineer of the 1st category

Uriy Alexandrovich Tentilov

JSC “Information satellite systems” named after academician M. F. Reshetnev”

Email: danyka79@iss-reshetnev.ru
The chief of sector

Andrey Viktorovich Ovchinnikov

JSC “Information satellite systems” named after academician M. F. Reshetnev”

Email: danyka79@iss-reshetnev.ru
chief of department

References

  1. Дилснер Ф. Спутник «Глонасс-М», модель ориентации по рысканию [Электронный ресурс] // Advances in Space Research. 2010. URL: http://www.sciencedirect.com.
  2. Эльясберг П. Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М. : Наука, 1965. 540 с.
  3. Алгоритмы определения курсового угла для вычисления фазового центра антенны космического аппарата «Глонасс» на участках упреждающего разворота / А. В. Фатеев [и др.] // Вестник СибГАУ. 2013. № 4 (50). С. 198-202.
  4. Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. М. : Дрофа, 2004. 544 с.
  5. Мельников В. Н. Управление ориентацией космического аппарата. М., 2011. 49 с.
  6. Попов В. И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1986. 184 с.
  7. Раушенбах Б. В., Токарь Е. Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М. : Наука, 1974. 600 с.
  8. Спутниковые системы связи и навигации // Труды Междунар. науч. техн. конф. (30 сент. - 3 окт. 1997 г.) / отв. ред. М. К. Чмых. В 2 т. Т. 2. Красноярск : Изд-во Краснояр. гос. техн. ун-та, 1997. 185 с.
  9. Феоктистов К. П. Космическая техника. Перспективы развития : учеб. пособие. М. : Изд-во МГТУ им. Баумана, 1997. 172 с.
  10. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов : учебник для вузов. М. : Машиностроение, 2003. 272 с.
  11. Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения. Красноярск, 2011. 488 с.
  12. Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1980. 172 с.
  13. Чеботарев В. Е. Проектирование космических аппаратов систем информационного обеспечения : учеб. пособие. В 2 кн. Кн. 2. Внутреннее проектирование космического аппарата / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2004. 132 с.
  14. Бесекерский В. А., Попов Е. П. Теория систем автоматического регулирования. М. : Наука, 1975. 768 c.
  15. Артюхин Ю. П., Каргу Л. И., Симаев В. Л. Системы управления космических аппаратов, стабилизированных вращением. М. : Наука, 1979. 279 с.

Supplementary files

Supplementary Files
Action
1. JATS XML
Download

Copyright (c) 2014 Fateev A.V., Emelyanov D.V., Tentilov U.A., Ovchinnikov A.V.

Creative Commons License
This work is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.

This website uses cookies

You consent to our cookies if you continue to use our website.

About Cookies